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公开(公告)号：CN118935763A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411003415.4
申请日：2024-07-25
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明属于机载环控/热管理技术领域。涉及一种直升机蒸发循环制冷系统及控制方法。系统包括制冷组件、热源组件、热风收集组件、制冷控制盒；通过控冷凝风机风量和滑油散热器热空气流量，实现冷凝温度稳定控制，使蒸发器壁面温度始终在除霜温度以上，有效避免高空飞行制冷系统频繁除霜，提高飞行效率：直升机飞行高度时刻变化，舱外大气温度也随之变化，通过回收滑油废热预热舱外大气，可以减少制冷系统除霜次数，甚至避免除霜，保障飞行员高效工作，提高飞行效率。
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公开(公告)号：CN114169228B
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202111399084.7
申请日：2021-11-23
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明提供了一种用于直升机工程模拟器的实时风场建模方法，包括：对训练区域风场数据进行处理，包括：对训练区域风场数据的大批量风场数据进行划分，得到风场模型数据库；训练区域风场数据包括：基础训练区域风场数据和典型特征训练区域风场数据；对影响直升机工程模拟器试验效果的典型特殊风场进行建模，得到典型特殊风场模型；根据直升机所在位置，在风场模型数据库进行查找直升机周边的流场数据点，并通过加权插值得到直升机所在位置处的流场情况，从而得到用于直升机工程模拟器的实时风场模型。本发明的技术方案解决了现有主桨毂中央件的疲劳试验方式，难以保证主桨毂中央件的桨毂中心和支臂对接面的载荷同时满足试验要求的问题。
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公开(公告)号：CN114169070B
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202111398904.0
申请日：2021-11-23
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F111/10
摘要： 本发明公开一种飞行器的翼型生成方法，包括：建立翼型的厚度分布模型，厚度分布模型通过厚度分段函数表示，且厚度分段函数以最大相对厚度、最大相对厚度位置和后缘相对厚度为输入，以弦长所有位置的厚度为输出；建立翼型的弯度分布模型，弯度分布模型通过弯度分段函数表示，且弯度分段函数以最大相对弯度和最大相对弯度位置为输入，以弦长所有位置的弯度输出；根据厚度分布模型和弯度分布模型，获取同一弦长位置的厚度和弯度，生成目标翼型的上翼面和下翼面的坐标数据。本发明提供的技术方案解决了现有已公开的多种翼型，由于所公开的表示方式都是局部的，并没有公开完整的翼型簇，从而导致采用这些翼型在应用上具有较大局限性的问题。
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公开(公告)号：CN118862297A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202411003394.6
申请日：2024-07-25
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/18 , G06F30/22 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F113/14 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种用于直升机发动机空气起动系统仿真方法，包括：根据左发动机、右发动机的对轴功率的起动需求，结合空气起动机的产品特性，确定空气起动机入口气体的要求参数；利用APU单向阀和起动控制阀，设定经过APU单向阀、经过起动控制阀后的进气压降；确定所选空气管路的材料、内径参数，用于后续仿真时确定气体从APU到空气起动机的压力损失；设定仿真参数，进行仿真，基于APU出口气体温度、出口气体压力以及仿真得到的空气管路的压力损失以及温度损失、空气起动机入口气体的要求参数，确定仿真结果。
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公开(公告)号：CN118839415A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202410483781.8
申请日：2024-04-22
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明属于直升机旋翼气动设计技术领域，涉及基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法及桨叶和旋翼飞行器。方法通过构建旋翼动力学模型，计算桨叶动态气动力矩系数Cm随CT/σ的变化曲线，以Cm突增作为旋翼失速基本判据；分析不同前进比μ下Cm突增临界点，得到旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数包线；CT是旋翼拉力系数；在设计高原直升机旋翼时引入所述包线作为设计约束边界。本发明方法分析桨叶铰链力矩随旋翼拉力系数变化，探寻旋翼失速判据，获取旋翼发生失速的临界点，构建旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数包线，并依据此包线提出基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法，改进现有的设计思路，为高原直升机的旋翼设计提供重要支撑。
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公开(公告)号：CN115877754B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202211440188.2
申请日：2022-11-17
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： G05B19/042 , G05B23/02 , B64D45/00
摘要： 本发明公开了一种高安全大算力智能飞控架构。架构中的信号处理模块由安全相关功能控制区和非安全相关功能控制区组成；其中，安全相关功能控制区，用于保证主飞行、应急飞行的安全性指标；非安全相关功能控制区，用于处理高算力运算任务。本发明在保证安全性指标的前提下，实现算力的大幅度提升，为智能飞控的实现奠定基础。
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公开(公告)号：CN115014769B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202210362750.8
申请日：2022-04-07
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明提供了一种发动机安装支架的扭矩加载装置，其中底座的底板上具有双耳结构，每片耳片内安装有一个滚柱轴承；扭矩输出轴穿过滚柱轴承，一端通过螺母紧锁固定，另一端固定安装有两个力偶输出轴，且两个力偶输出轴端部穿过转换接头中对应位置的通孔；加载力臂的柱状连接部套设并固定连接在扭矩输出轴上；固定螺栓贯穿加载接头的双耳连接部和加载力臂中力臂部的通孔，加载输入轴与执行机构连接，用于加载单向载荷，通过扭矩输出轴传递所产生的扭矩，并将输出的扭矩通过两个力偶输出轴作用在转换接头，输出一对纯力偶。本发明的技术方案解决了现有发动机安装支架的疲劳试验，难以兼具较为简单的试验加载方式，以及较为准确的加载精度的问题。
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公开(公告)号：CN118145011A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202311507349.X
申请日：2023-11-13
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明公开一种离心力场中单摆固有频率的设计方法和振动控制方法，包括：步骤1，根据直升机的控制需求，确定直升机中振动控制对象的目标位置和振动频率；步骤2，在直升机旋翼桨叶根部安装单摆，并通过试验获取单摆的当量摆长；步骤3，根据单摆的当量摆长，计算旋翼旋转离心力场中单摆的固有频率ω。本发明提供的技术方案解决了离心力场中单摆固有频率的现有理论设计方式，由于单摆由多个结构部件构成、且单摆运动的非线性，从而导致理论计算方式无法得到准确的单摆固有频率的问题。
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公开(公告)号：CN117930873A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202311504500.4
申请日：2023-11-13
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本申请提供一种直升机自转着陆安全轨迹跟踪控制方法及装置，方法包括：步骤1：利用实际飞行轨迹与给定安全着陆轨迹之间的偏差，通过动力学模型与控制器计算出直升机姿态的期望指令，使直升机沿规划的路径飞行，直升机姿态的期望指令包括倾斜角指令#imgabs0#俯仰角指令θd、总距控制指令Δδcol、航向角速率指令rd和航向角指令ψd；步骤2：根据直升机姿态的期望指令，获得内环姿态控制指令；步骤3：根据内环姿态控制指令和总距控制指令，完成轨迹跟踪控制。
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